發(fā)布時間：2017-09-24 18:38

  本文關(guān)鍵詞：局部慣量未知的航天器組合體姿態(tài)控制

  更多相關(guān)文章： 在軌服務(wù) 姿態(tài)控制 慣量不確定性 極點配置

【摘要】：隨著空間技術(shù)的發(fā)展,在軌服務(wù)技術(shù)得到了各航天大國更多的矚目和關(guān)注。在軌服務(wù)航天器是實現(xiàn)在軌服務(wù)的核心載體。作為空間的加油站和維修站,在軌服務(wù)航天器的作用也日益凸顯。本論文以在軌服務(wù)為背景,主要研究了在軌服務(wù)航天器與失控目標(biāo)航天器組合后所形成的航天器組合體的姿態(tài)控制問題,具體的研究內(nèi)容如下:當(dāng)攜帶有效載荷的目標(biāo)航天器在空中失控后,服務(wù)航天器與之進行交會對接,形成航天器組合體并控制其姿態(tài),協(xié)助其完成空間任務(wù)。組合體的質(zhì)量特性與服務(wù)航天器相比有顯著變化,考慮航天器質(zhì)量特性的顯著變化是本文姿態(tài)控制器設(shè)計的一個重點。當(dāng)與質(zhì)量特性未知的目標(biāo)航天器進行組合,組合體質(zhì)量特性辨識或者辨識存在誤差等都使航天器組合體的慣量具有了一定的不確定性�？紤]航天器組合體轉(zhuǎn)動慣量的不確定性是本文的另一個研究重點。本文考慮服務(wù)航天器與慣量精確已知,慣量通過辨識而具有一定不確定性和慣量無法辨識或未經(jīng)辨識三種情況下的目標(biāo)航天器對接后形成航天器組合體,分別設(shè)計服務(wù)航天器的姿態(tài)控制器實現(xiàn)對組合體的姿態(tài)控制。當(dāng)目標(biāo)航天器的慣量精確已知時,考慮航天器組合體相對于服務(wù)航天器慣量增大的情況,提出了基于極點配置的與慣量相關(guān)的姿態(tài)控制器設(shè)計方法。當(dāng)航天器慣量變化時,系統(tǒng)的穩(wěn)定速率不受影響。當(dāng)組合航天器的慣量值經(jīng)辨識后存在誤差時,考慮航天器組合體慣量不確定性和外界干擾力矩因素的影響,通過李亞普諾夫穩(wěn)定性理論設(shè)計與極點相關(guān)的滑模函數(shù)參數(shù)值,設(shè)計了基于極點配置的滑�？刂破�,并證明了其穩(wěn)定性。當(dāng)組合航天器慣量未知時,可以將航天器組合體視為具有大不確定性慣量的服務(wù)航天器。為保證滑模增益對大慣量不確定性的魯棒性,同時減小系統(tǒng)到達平衡位置附近時的抖振現(xiàn)象,設(shè)計自適應(yīng)時變滑模增益,并增加自適應(yīng)控制項。通過李雅普諾夫穩(wěn)定性定理設(shè)計與極點相關(guān)的滑模增益并證明其穩(wěn)定性。極點配置控制器和滑�？刂破骶梢暈樵摽刂破髦械囊徊糠�,因此對于慣量精確已知和部分未知的航天器組合體該控制器均可適用。控制器參數(shù)與極點和已知慣量部分相關(guān),根據(jù)系統(tǒng)性響應(yīng)指標(biāo)設(shè)計極點即可使系統(tǒng)在期望時間內(nèi)穩(wěn)定,無需整定控制器的參數(shù)。
【關(guān)鍵詞】：在軌服務(wù) 姿態(tài)控制 慣量不確定性 極點配置
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V448.22
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-9
• 第1章 緒論9-20
• 1.1 課題背景及研究的目的和意義9-10
• 1.1.1 課題來源9
• 1.1.2 課題研究的目的和意義9-10
• 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及分析10-18
• 1.2.1 在軌服務(wù)的研究現(xiàn)狀10-14
• 1.2.2 控制理論及其在航天器姿態(tài)上的研究14-18
• 1.3 本文的主要研究內(nèi)容18-20
• 第2章 航天器動力學(xué)模型與相關(guān)控制理論20-30
• 2.1 引言20
• 2.2 航天器姿態(tài)運動20-24
• 2.2.1 坐標(biāo)系定義20-21
• 2.2.2 航天器的姿態(tài)描述21-23
• 2.2.3 航天器的姿態(tài)動力學(xué)建模23-24
• 2.3 航天器的姿態(tài)控制理論24-29
• 2.3.1 極點配置25
• 2.3.2 不確定性系統(tǒng)25-26
• 2.3.3 滑�？刂�26-27
• 2.3.4 滑模變結(jié)構(gòu)存在問題及主要解決方法27-28
• 2.3.5 自適應(yīng)控制28
• 2.3.6 李亞普諾夫穩(wěn)定性定理28-29
• 2.4 本章小結(jié)29-30
• 第3章 基于極點配置的姿態(tài)控制器設(shè)計30-43
• 3.1 引言30
• 3.2 誤差四元數(shù)和誤差角速度30-31
• 3.3 標(biāo)稱系統(tǒng)的姿態(tài)控制器設(shè)計31-35
• 3.4 極點配置控制器的仿真驗證及性能分析35-41
• 3.5 本章小結(jié)41-43
• 第4章 基于極點配置的滑模姿態(tài)控制43-54
• 4.1 引言43
• 4.2 滑�？刂破鲄�(shù)設(shè)計與穩(wěn)定性證明43-47
• 4.3 基于極點配置的滑�？刂破鞣抡骝炞C及性能分析47-53
• 4.4 本章小結(jié)53-54
• 第5章 基于極點配置的滑模自適應(yīng)姿態(tài)控制54-66
• 5.1 引言54
• 5.2 滑模自適應(yīng)控制器設(shè)計54-55
• 5.3 滑模函數(shù)增益的選取和系統(tǒng)穩(wěn)定性證明55-59
• 5.4 滑模自適應(yīng)控制器的仿真分析59-65
• 5.5 本章小節(jié)65-66
• 結(jié)論66-68
• 參考文獻68-72
• 讀碩士學(xué)位期間發(fā)表的論文及其他成果72-74
• 致謝74

【參考文獻】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前1條

1 韓艷鏵;徐波;;航天器姿態(tài)控制的一種自適應(yīng)方法[J];航天控制;2009年02期

中國碩士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前1條

1 付艷蘭;三軸穩(wěn)定撓性衛(wèi)星的PD及滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制方法研究[D];南京理工大學(xué);2010年

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本文編號：912854